CN105806585A - 高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置，所述装置由电机驱动，通过皮带传动轮带动飞轮转动，飞轮的中心轴驱动同步传动齿轮组，将运动动能传递给主驱动轮，由主驱动轮、连杆和转窗组成四连杆运动系统，实现将飞轮转动转换为转窗的往返振荡，进而带动固连的飞行器模型实现大攻角俯仰运动。本发明的高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置，克服了现有高速风洞运行时振动强烈、试验段驻室空间狭小、试验段结构响应频率较低、环境噪音大等困难，能提供飞行器模型大攻角（达75°）、大幅度（‑15°～75°）、高频率（0～6Hz）条件下的动态气动力试验结果，为气动优化设计、飞行品质评估、控制率设计提供关键的试验依据。
Description
技术领域
本发明属于高速风洞试验技术领域，具体涉及一种高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置。
背景技术
高机动、高敏捷性是现代高性能歼击机和先进战术导弹必备的技战术指标，如第四代战斗机要求在最大可控飞行攻角a=60°的范围内能够实现过失速机动飞行，并具有良好的纵/横向操稳特性；而先进战术导弹的大攻角机动能力要求更高，要具备大离轴角发射能力，即发射分离后要在极短的时间内实现攻角达60°的转弯，飞行过程及攻击目标也是通过快速机动完成。
美、俄等航空航天发达国家，由于其先进飞行器发展迅速，型号研制需求强烈，风洞基础良好，大攻角动态气动力及其风洞动态试验技术研究起步较早，研究成果显著，为F-22这种世界首架具有过失速机动能力的先进战斗机的研制成功奠定技术基础。我国大攻角动态特性研究也同步开展。但是，国内外仅在低速风洞中成功实现了多自由度动态模拟试验，在高速风洞中，由于需要满足飞行器模型外形与飞行器外形几何相似、风洞来流M数与飞行M数相等以及飞行器模型与飞行器运动Sr数相等或接近的条件，具有较大的困难，目前，在高速风洞中尚无实现单自由度动态模拟试验的报道。
发明内容
本发明要解决的技术问题是提供一种高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置。
本发明的高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置，其特点是，包括电机驱动机构、飞轮及同步传动齿轮组、连杆、摆耳、转窗、主驱动轮、摇臂横梁及天平支杆系统，电机驱动机构驱动飞轮及同步传动齿轮组带动主驱动轮转动，固定在主驱动轮上的连杆驱动转窗往复运动，固连在转窗上的摆耳连接有摇臂横梁及天平支杆系统，摇臂横梁及天平支杆系统带动模型进行大攻角俯仰运动；
所述的电机驱动机构包括交流电机和皮带传动轮，交流电机与皮带传动轮同轴连接，交流电机通过皮带带动飞轮转动；
所述的飞轮及同步传动齿轮组中的飞轮的轴是同步传动齿轮组的驱动轴，将飞轮的转动转化为主驱动轮的转动，固定在同步传动齿轮组上的角位移编码器记录转动的角位移；所述的主驱动轮上布置有偏心的主驱摆耳；
所述的摇臂横梁及天平支杆系统包括摇臂、横梁和天平支杆，摇臂与横梁呈90°夹角固定连接，横梁上垂直固连天平支杆，模型固定在天平支杆的前端，模型头部方向为迎风洞来流方向。
转窗上布置的摆耳实现模型平均迎角Am为15°、30°或45°。
主驱摆耳在主驱动轮上的不同安装位置实现当地模型俯仰角Aa的振幅范围为1°～30°。
通过摆耳、主驱摆耳的组合可实现模型攻角在-15°～75°范围内的俯仰震荡。
模型的振荡频率范围为0～6Hz。
本发明的高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置，克服了现有高速风洞运行时振动强烈、试验段驻室空间狭小、试验段结构响应频率较低、环境噪音大等困难,能提供飞行器模型大攻角（达75°）、大幅度（-15°～75°）、高频率（0～6Hz）条件下的动态气动力试验结果，为气动优化设计、飞行品质评估、控制率设计提供关键的试验依据。
附图说明
图1为本发明的高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置原理图；
图2为本发明的高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置的Ⅰ结构放大图；
图中，1.试验段驻室 2.转窗光学玻璃 3.摇臂 4.试验段 5.横梁 6.天平支杆 7.角位移编码器 8.同步传动齿轮组 9.交流电机 10.皮带传动轮 11.飞轮 12.连杆 13.转窗套14.模型 15.摆耳 16.转窗 17.主驱动轮 18.主驱摆耳。
具体实施方式
下面结合附图详细说明本发明。
如图1、图2所示，本发明的高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置，包括电机驱动机构、飞轮及同步传动齿轮组、连杆12、摆耳15、转窗16、主驱动轮17、摇臂横梁及天平支杆系统，所述的电机驱动机构驱动飞轮及同步传动齿轮组带动主驱动轮17转动，固定在主驱动轮17上的连杆12驱动转窗16往复运动，固连在转窗16上的摆耳15连接有摇臂横梁及天平支杆系统，摇臂横梁及天平支杆系统带动模型14进行大攻角俯仰运动；
所述的电机驱动机构包括交流电机9和皮带传动轮10，交流电机9与皮带传动轮10同轴连接，交流电机9通过皮带带动飞轮11转动；
所述的飞轮及同步传动齿轮组中的飞轮11的轴是同步传动齿轮组8的驱动轴，将飞轮11的转动转化为主驱动轮17的转动，固定在同步传动齿轮组8上的角位移编码器7记录转动的角位移；所述的主驱动轮17上布置有偏心的主驱摆耳18；
所述的摇臂横梁及天平支杆系统包括摇臂3、横梁5和天平支杆6，摇臂3与横梁5呈90°夹角固定连接，横梁5上垂直固连天平支杆6，模型14固定在天平支杆6上，模型14的头部方向为迎风洞来流方向。
转窗16上布置的摆耳15实现模型14的平均迎角Am为15°、30°或45°。
主驱摆耳18在主驱动轮17上的安装位置变化实现当地模型14的俯仰角Aa的振幅范围为1°～30°。
通过摆耳15、主驱摆耳18的组合可实现模型14的攻角在-15°～75°范围内的俯仰震荡。
模型14的振荡频率范围为0～6Hz。
本发明不局限于上述具体实施方式，所属技术领域的技术人员从上述构思出发，不经过创造性的劳动，所做出的种种变换，均落在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置，其特征在于，所述的装置包括电机驱动机构、飞轮及同步传动齿轮组、连杆（12）、摆耳（15）、转窗（16）、主驱动轮（17）、摇臂横梁及天平支杆系统，电机驱动机构机构驱动飞轮及同步传动齿轮组带动主驱动轮（17）转动，固定在主驱动轮（17）上的连杆（12）驱动转窗（16）往复运动，固连在转窗（16）上的摆耳（15）连接有摇臂横梁及天平支杆系统，摇臂横梁及天平支杆系统带动模型（14）进行大攻角俯仰运动；
所述的电机驱动机构包括交流电机（9）和皮带传动轮（10），交流电机（9）与皮带传动轮（10）同轴连接，交流电机（9）通过皮带带动飞轮（11）转动；
所述的飞轮及同步传动齿轮组中的飞轮（11）的轴是同步传动齿轮组（8）的驱动轴，将飞轮（11）的转动转化为主驱动轮（17）的转动，固定在同步传动齿轮组（8）上的角位移编码器（7）记录转动的角位移；所述的主驱动轮（17）上布置有偏心的主驱摆耳（18）；
所述的摇臂横梁及天平支杆系统包括摇臂（3）、横梁（5）和天平支杆（6），摇臂（3）与横梁（5）呈90°夹角固定连接，横梁上垂直固连天平支杆（6），模型（14）固定在天平支杆（6）的前端，模型（14）的头部方向为迎风洞来流方向。
2.根据权利要求1所述的高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置，其特征在于，所述的转窗（16）上布置的摆耳（15）实现模型（14）的平均迎角Am为15°、30°或45°。
3.根据权利要求1所述的高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置，其特征在于，所述的主驱摆耳（18）在主驱动轮（17）上的不同安装位置实现当地模型（14）的俯仰角Aa的振幅范围为1°～30°。
4.根据权利要求1所述的高速风洞大攻角俯仰动态失速试验装置，其特征在于，所述的模型（14）的振荡频率范围为0～6Hz。
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Application publication date: 20160727 |